DE2254888A1

DE2254888A1 - Tragfluegel fuer unterschallgeschwindigkeit

Info

Publication number: DE2254888A1
Application number: DE2254888A
Authority: DE
Inventors: Richard T Whitcomb
Original assignee: National Aeronautics and Space Administration NASA
Current assignee: National Aeronautics and Space Administration NASA
Priority date: 1971-11-09
Filing date: 1972-11-09
Publication date: 1973-05-10
Also published as: GB1406826A; IT975491B; US3952971A; SE395427B; DE2254888C2; FR2159422A1; NL165423B; AU474789B2; AU4870172A; FR2159422B1; CA953699A; SE7703463L; NL7215161A; IL40766A; JPS4858599A; IL40766A0

Description

National Aeronautics and Space Administration, Washington, D.G./USA

Tragflügel für Unterschallgeschwindigkeit

Die Erfindung bezieht sich auf ein Tragflügelprofil mit einer spezifischen Auslegungs-Machzahl im Bereich von o,7 bis l,o»

Weil der Flügel eines Flugzeugs die Luftströmung an seiner Oberseite zur Erzeugung von Auftrieb beschleunigt, bildet sich über der Oberseite des Flügels bei einer Machzahl, welche noch gut unterhalb 1 liegt, eine Überschallströmung. Die Oberseite eines herkömmlichen Tragflügelprofils ist gewöhnlich in der Nähe der

-2—

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_ ρ —

Lage der maximalen Profildicke stark gekrümmt. Wenn ein herkömmliches Tragflügelprofil beschleunigt wird, tritt Überschallströmung zuerst in einem Bereich oberhalb der Oberfläche und in der Nähe der maximalen Profildicke bei einer Machzahl auf, welche als kritische Machzahl bezeichnet wird. Gerade hinter dem Bereich der überschallströmung wird eine Stoßwelle ausgebildet.

Die Luftströmung quer durch eine Stoßwelle fällt immer von Überschall- auf Unterschallgeschwindigkeit ab. Die Stärke der Stoßwelle ändert sich mit dem Betrag der Verringerung der Strömungsgeschwindigkeit und eine starke Stoßwelle nimmt der Strömung einen großen Anteil ihrer Energie. Wenn ein herkömmliches Tragflügelprofil über seine kritische Machzahl hinaus beschleunigt wird, wird der Bereich der Überschallströmung oberhalb der Oberseite größer, die Geschwindigkeiten dieser Strömung sind größer und die Stoßwelle wird progressiv stärker. Die Strömung kann nun überkritisch genannt werden. Wenn die Stoßwelle stärker wird, wird die dünne, träge Luftschicht in der Nähe des Tragflügelprofils welche als Grenzschicht bekannt ist, durch die Stoßwelle beeinflußt. Tatsächlich versucht die Grenzschicht sich selbst hinter der Stoßwelle umzukehren und gegen die Strömung in Richtung der Stoßwelle zu fließen, wodurch eine Erscheinung verursacht wird, die als stoßwelleninduzierte Grenzschichtablösung bekannt ist.

Eine abgelöste Grenzschicht erzeugt hinter der Stoßwelle eine turbulente Wirbelschleppe, welche den hinteren Abschnitt der Oberseite des Tragflügelprofils überdeckt. So erzeugt die Oberseite des Tragllügelprofils hinter der Stoßwelle geringeren Auftrieb, während die turbulente Wirbelschleppe den Widerstand stark vergrößert. Darüber hinaus muß die Stoßwelle an der Oberseite des Tragflügelprofils nicht stationär bleibenj sondern kann sich nach vorn und nach hinten bewegen, insbesondere bei einem flexiblen Tragflügel. Bei einem Plugzeug mit zwei Tragflügeln bewegen sich die Stoßwellensysteme an beiden Tragflächen nicht mit synchroner Bewegung vorwärts und rückwärts. Dieses bringt das Plugzeug zum Taumeln oder horizontalen Rollen, weil die Stoßwellen-

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bewegung an jedem Tragflügel Auftrieb und Widerstand des Tragflügels willkürlich beeinflußt. So verursacht die stoßwelleninduzierte Ablösung bei hohen Unterschallmachzahlen oberhalb der kritischen Machzahl Auftriebsverlust, Widerstandsanstieg und Instabilität. · .

Die bisherigen Versuche, die Schwierigkeit der stoßinduzierten Ablösung zu lösen, bestanden darin, kritische Machzahl durch Verwendung eines dünneren Tragflügelprofils oder durch Pfeilung zu steigern. Jedoch haben dünne oder gepfeilte Tragflügel Nachteile in Form höherer Mindestauftriebsgeschwindigkeit, eines kleineren Manövrierbereiches und von Flügelendesackflug. Das sogenannte "Peaky"-Profil, welches von Pearcy in England erfunden wurde, umfaßt eine Abwandlung in der Mähe der Vorderkante, um einen im wesentlichen örtlichen Anstieg der Geschwindigkeit und die frühe Bildung einer Stoßwelle in der Nähe der Vorderkante zu erreichen. Dieses verzögert die Grenzschichtablösung, jedoch sind die Hochauftriebseigenschaften solcher Tragflügelprofile bei niederer Geschwindigkeit nicht wünschenswert.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein überkritisches Profil der eingangs genannten' Art zu schaffen, welches keine stoßwelleninduzierte Grenzschichtablösung erwarten läßt, bis Machzahlen gut oberhalb der kritischen Machzahl erreicht sind.

Dieser Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch gelöst, daß das Tragflügelprofil· mit einer Oberseite zum Verringern der Beschleunigung von Über- und Unterschanströmung über der Oberseite auf ein Minimum versehen ist, die Oberseite eine obere Krümmung mit einem oberen Punkt minimaler Krümmung aufweist, welcher an der Oberseite in Richtung der Profiltiefe hinter einem Punkt maximaler Dicke und vor dem 50 #-Punkt der Profiltiefe liegt und die obere Krümmung kontinuierlich nach vorn und hinten von dem oberen Punkt minimaler Krümmung anwächst, wodurch bei der Auslegungs-Machzahl in einem überwiegenden Abschnitt der Oberseite Überschallströmung mit einer ungefähr konstanten Machzahl aufrecht-

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erhaltbar ist, die Uberschallströmung danach auf eine Geschwindigkeit in der Nähe der Schallgeschwindigkeit verzögerbar ist und dann über einen kleineren Bereich der Oberseite ungefähr auf konstanter, in der Nähe der Schallgeschwindigkeit liegender Geschwindigkeit bleibt.

Mit der Erfindung wird somit ein TragflUgelprofil mit einer besonders geformten Oberseite geschaffen, um die Stärke der Stoßwelle zu verringern, welche bei einer Auslegungsmachzahl für den Unterschallbereich gut oberhalb der kritischen Machzahl oberhalb der Oberseite gebildet wird und um die Energie der Grenzschicht hinter der Stoßwelle zu steigern. D.h. die Oberseite des Tragflügelprofils 1st so ausgelegt, daß die stoßwelleninduzierte Ablösung der Grenzschicht, verzögert wird, bis hohe Unterschallmachzahlen gut oberhalb der kritischen Machzahl erreicht werden. Das verbesserte Verhalten bei diesen Machzahlen macht dieses Tragflügelprofil zu einem echten überkritischen Profil. Der Vorderkantenabschnitt de,s Tragflügelprofils ist so ausgebildet, daß der Luftstrom an der Oberseite schnell auf einen Maximalwert beschleunigt wird. Die Oberseite selbst ist abgeflacht, um diesen Maximalwert mit einer annähernd konstanten Geschwindigkeit aufrechtzuerhalten. Die beim Durchgang der Luftströmung durch die Stoßwelle auftretende Verringerung der Geschwindigkeit findet hinter dem 5o#-Punkt der Profiltiefe statt.. Die Strömungsgeschwindigkeit hinter der Stoßwelle ist in der Nähe von Mach 1 und bleibt ungefähr konstant oder steigt für einige Entfernung nach hinten zu an, bevor sie an der Hinterkante auf einen Wert ungefähr gleich der freien Strömungsgeschwindigkeit verzögert wird. Die Unterseite des überkritischen Tragflügelprofils ist so ausgelegt, daß die BiHing von Uberschallströmung an der Unterseite bei oder unterhalb der Auslegungs-Machzahl vermieden wird. Ein mit einem Wendepunkt ausgelegter oder stark gewölbter Hinterkantenabschnitt kann dem überkritischen Grundprofil beigegeben werden. Er erzeugt einen Bereich hohen Drucks unter dem hinteren Abschnitt des Tragflügelprofils und trägt wesentlich zum erzeugten Auftrieb bei. Dieses überkritische Profil

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hat nicht nur einen Auslegungspunkt weit oberhalb der kritischen Machzahl, bei welchersich die Grenzschicht nicht gelöst hat, sondern auch gute Hochauftriebseigenschaften bei niederer Geschwindigkeit. Zusätzlich kann hoher Auftrieb bei hohen Geschwindigkeiten erzeugt werden, und im allgemeinen sind die Eigenschaften außerhalb des Auslegungspunktes dieses Tragflügelprofils ziemlich gut. ■

Weiter wird mit der Erfindung ein Tragflügelprofil mit guten Hochauftriebseigenschaften in seinem gesamten Geschwindigkeitsbereich und insbesondere bei niederen Geschwindigkeiten un3. bei Machzahlen oberhalb der kritischen Machzahl geschaffen.

Außerdem wird mit der Erfindung ein Flügelprofil geschaffen, welches wirksam bei Machzahlen gut oberhalb der kritischen Machzahl im Bereich von o,7 bis l,o Mach arbeitet und eine größere Dicke als herkömmliche Hochgeschwindigkeitsprofile aufweist, so daß die Vorteile höherer Festigkeit, leichterer Herstellung und eines vergrößerten Bereichs zum Unterbringen von Kraftstoff vorhanden sind.

Weitere Einzelheiten und Merkmale der Erfindung ergeben sich aus der folgenden Beschreibung und den Ansprüchen unter Bezugnahme auf die Zeichnung. Es zeigen:

Fig. 1 die Grundform des überkritischen Tragflügelprofils,

Fig. 2 das überkritische Tragflügelprofil mit einem

stark gewölbten Hinterkantenabschnitt,

Fig. Ja eine graphische Darstellung der Änderung der örtlichen Geschwindigkeit von der freien Strömungsgeschwindigkeit an der Oberseite und der Unterseite eines herkömmlichen Tragflügelprofils bei

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einer Machzahl von ungefähr 0,7 in der freien Strömung,

Fig. 3b die Strömung über einem herkömmlichen Tragflügel-

profil bei einer Machzahl von ungefähr o,7#

Fig. 4a eine graphische Darstellung der Änderung der örtlichen Geschwindigkeit der freien Strömung oberhalb der Oberseite und unterhalb der Unterseite bei einem überkritischen Tragflügelprofil bei einer Machzahl von ungefähr o,8 in der freien Strömung,

Fig. 4b die Strömung oberhalb eines überkritischen Tragflügelprofils bei einer Machzahl von ungefähr o,8,

Fig. 5a eine graphische Darstellung der Änderung der örtlichen Geschwindigkeit von der freien Strömungsgeschwindigkeit oberhalb der Oberseite und unterhalb der Unterseite eines überkritischen Tragflügelprofils bei einer Machzahl im freien Luftstrom, welche wenig unter o,8 liegt,

Fig. 5b die Strömung oberhalb des überkritischen Tragflügelprofils bei einer Machzahl wenig unter o,8,

Fig. 6 eine graphische Darstellung der Änderung der örtlichen Geschwindigkeit von der freien Strömungsgeschwindigkeit oberhalb der Oberseite und unterhalb der Unterseite des überkritischen Profils bei einem Normalkraftkoeffizienten von ungefähr o,5 und bei einer (unterkritischen) Machzahl von ungefähr o,6,

-7-

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-T-

Fig. 7 eine graphische Darstellung der Änderung des abschnittsweisen Widerstandskoeffizienten bei Machzahlen für ein herkömmliches und ein überkritisches Tragflügelprofil und

Fig. 8 eine graphische Darstellung der Änderung des

Normalkraftkoeffizienten' über «der Machzahl sowohl für ein herkömmliches als auch für das überkri-' · tische Profil.

In Fig. 1 ist die Grundauslegung des überkritischen Tragflügelprofils Io mit einer Vorderkante 11, einer Oberseite 12, einer Unterseite 1J> und einer Hinterkante 14 dargestellt.In Fig. 2 ist ein überkritisches Tragflügelprofil Io mit einem mit einem Wendepunkt versehen oder stark gewölbten Hinterkantenäbschnitt ' 24 dargestellt. Das Tragflügelprofil Io hat eine Vorderkante 11 und einen Vorderkantenradius R, . . für dessen Krümmung. Dieser Vorderkantenradius geht in einer Entfernung x, von der Vorderkante, und einer Entfernung z_fc von der Sehne 21 in die Oberseite über. Die Oberseite 12 hat einen oberen Punkt minimaler Krümmung 22 in einer Entfernung χ von der Vorderkante und in einer

up
Entfernung ζ oberhalb der Profilsehne 21. Der Hinterkantenabschnitt 24 hat eine Oberseite 25 und eine Unterseite 26. Die Hinterkante 14 hat eine Dicke t. _ in einer Entfernung χ, _Ω von der Vorderkante. Der Vorderkantenradius geht in einer Entfernung x. von der Vorderkante auch in die Unterseite IJ über. Dieser Punkt liegt in einer Entfernung z. unterhalb der Profilsehne. Ein unterer Punkt minimaler Krümmung 29 ist an der Unterseite 13 in einer Entfernung χ von der Vorderkante und in

^mlow ·

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einer Entfernung ζ unterhalb der Profilsehne 21 angeordnet.

Die Unterseite 13 hat einen Übergang 27 in einer Entfernung χ von der Vorderkante, wo die konvexe Krümmung der Unterseite 13 in die konkave Krümmung der Unterseite 26 des Hinterkantenabschnitts 24 übergeht. Es ist zu bemerken, daß der obere Punkt minimaler Krümmung hinter der Lage der maximalen Dicke t des Tragflügelprofils und vor dem 5o #-Punkt 28 der Profiltiefe gelegen 1st.

In Fig. 3a ist eine graphische Darstellung der Änderung der örtlichen Geschwindigkeit von der freien Strömungsgeschwindigkeit über der Oberseite und unter der Unterseite eines herkömmlichen Tragflügelprofils 3o (Flg. 3b) dargestellt, welches einem Luftstrom mit einer freien Strömungsgeschwindigkeit ausgesetzt ist, die größer als die kritische Machzahl des Tragflügelprofils 3o ist. Wenn die freie Strömungsgeschweindigkelt die kritische Machzahl erreicht und die Luftströmung über die Oberseite auf eine Überschallgeschwindigkeit beschleunigt wird, so ist ein ständiges Anwachsen der örtlichen Geschwindigkeiten nach hinten zu über der Oberseite bis zu einem Punkt vorhanden, der das Ende des Bereichs der überschallströmung oberhalb der Oberseite markiert. An diesem Punkt fällt die örtliche Geschwindigkeit plötzlich auf unter Mach 1 ab und dann stetig auf einen Wert der kleiner als die freie Strömungsgeschwindigkeit an der Hinterkante ist. Die örtlichen Geschwindigkeiten an der Unterseite folgen in ähnlicher Weise ausgenommen, daß die Geschwindigkeiten an der Unterseite noch keine Überschallgeschwindigkeit erreichen.

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Pig. 3b zeigt den Bereich der Überschallströmung, der durch eine Linie der Schallgeschwindigkeit oberhalb der Oberseite des herkömmlichen Tragflügelprofils begrenzt wird. Die,starke Stoßwelle stellt eine Diskontinuität der Strömung dar, wo die Überschallströmung plötzlich auf Unterschallströmung verzögert wird. Hinter dieser starken Stoßwelle an der Oberseite hat sich die Grenzschicht abgelöst. Der von der abgelösten Grenzschicht überdeckte Bereich erzeugt geringen Auftrieb und die turbulente Wirbelschleppe verursacht mit steigender Luftgeschwindigkeit einen sehr hohen Anstieg des Widerstandes, was als Widerstandsanstieg bekannt ist.

In den Fig. 4a und 4b ist ein überkritisches Tragflügelprofil Io dargestellt, welches bei einer Machzahl von ungefähr o,8 gut oberhalb der kritischen Machzahl betrieben wird. Die Strömung über dem Vorderkantenabschnitt 31 des Tragflügelprofils Io wird über der Oberseite schnell auf eine örtliche Überschallgeschwindigkeit beschleunigt. Gesteuerte ÜberschallstrÖmung, welche von einer Schallgesohwindigkeitslinie begrenzt ist, erzeugt in · einem ersten Abschnitt 32 des Tragflügelprofils Io den flachen Bereich von ungefähr konstanten örtlichen Geschwindigkeiten, wie in Pig. 4a dargestellt ist. Danach tritt ein plötzlicher Abfall der Geschwindigkeit über einem zweiten Abschnitt 33 aufgrund der schwachen Stoßwelle auf, welche über dem zweiten Abschnitt 32 des Tragflügelprofils Io gebildet wird. Gerade hinter der Stoßwelle ist ein Bereich von ungefähr konstanter örtlicher, in der Nähe der Schallgeschwindigkeit liegender Geschwindigkeit, welcher sich über einen dritten Abschnitt 34 des Tragflügelprofils Io erstreckt. Die örtlichen Geschwindigkeiten fallen dann weich über einem fünften Abschnitt 36 auf einen Wert an der Hinterkante ab, welcher in der Nähe des Wertes der ■ freien Strömung liegt. Die unter dem Tragflügelprofil Io vorbeifließende Luftströmung wird durch den Vorderkantenabschnitt 31 auch, beschleunigt und zwar auf eine hohe örtliche Unterschallgeschwindigkeit. Diese Geschwindigkeit wird über einem sechsten Abschnitt 37 des

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Tragflügelprofils Io auf einem ungefähr konstanten Wert gehalten,;, welcher danach über einem siebten Abschnitt 38 des Tragflügelprofils Io auf den Wert der freien Strömung abfällt und weiter in einem vierten Abschnitt 35 auf einen Wert gut unterhalb der Geschwindigkeit der freien Strömung abfällt.

Die Fig. 5a und 5b zeigen ein anderes Ausführungsbeispie1 des überkritischen Tragflügelprofils, bei einer Machzahl ein wenig unterhalb 0,8. Die Strömung über dem "Vorderkantenabschnitt 31 wird schnell über der Oberseite 12 auf eine örtliche Überschallgeschwindigkeit beschleunigt, die örtliche Strömungsgeschwindigkeit wird danach über einem ersten Abschnitt 32 ungefähr konstant gehalten und fällt schaff auf einen Wert hoher Unterschallgeschwindigkeit über einem zweiten Abschnitt 33 ab. Bei diesem Ausführungsbeispiel ist jedoch ein positiver Geschwindigkeitsgradient über dem dritten Abschnitt 34 vorhanden im Gegensatz zum Geschwindigkeitsabfall über dem dritten Abschnitt 34 der Fig. 4a. Ein zweiter Abschnitt mit Überschallströmung wird über dem dritten Abschnitt 34 erzeugt, wie in Fig. 5b dargestellt ist, jedoch sind die örtlichen Strömungsgeschwindigkeiten in der Nähe der Schallgeschwindigkeit und es wird dahinter keine zweite Stoßwelle gebildet. Der Rest der Geschwindigkeitsänderung und der Strömung des abgewandelten Ausführungsbeispiels der Fig. 5a und 5b 1st praktisch dem der Fig. 4a und 4b identisch. Die ersten bis siebten Abschnitte (32 bis 38 in den Fig. 4b und 5b) entsprechen den erzeugten Geschwindigkeiten wie in den Fig. 4a und 5a dargestellt ist und nicht notwendigerweise den Punkten der öeometrie des Tragflügelprofils wie es in Fig. 2 bezeichnet und bemessen ist.

In Fig. 6 ist eine graphische Darstellung der Änderung der örtlichen Geschwindigkeit von der freien Strömungsgeschwindigkeit über der Ober- und Unterseite des überkritischen Tragflügelprofils dargestellt, welche veranschaulicht, daß die unterkritischen Eigenschaften außerhalb des Auslegungsbereichs des

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überkritischen Tragflügelprofils ziemlich gut sind. Im mittleren Auftriebsbereich und bei einer Machzahl von 0,6 (Auslegungsmachzahl von ungefähr 0,8) hat das überkritische Tragflügelprofil eine hohe Spitze der örtlichen Geschwindigkeiten an der Oberseite in der Nähe der Vorderkante, dahinter ein Plateau konstanter örtlicher Geschwindigkeit und einen stetigen Geschwindigkeitsabfall zur Hinterkante hin. Die örtlichen Geschwindigkeiten an der Unterseite sind ähnlich denen der Oberseite bei der Entwurfsmachzahl mit einem Bereich von Geschwindigkeiten die viel niedriger als die freie Strömungsgeschwindigkeit unterhalb und in der Nähe der Hinterkante sind. Diese besondere Machzahl und der Auftriebspunkt zeigen insbesondere die Tatsache, daß das überkritische Tragflügelprofil hecklastig ist.

Fig. 7 stellt die Machzahlen des Widerstandsanstiegs eines herkömmlichen NACA 64..-212 Tragflügelprofils denen des überkritisehen Tragflügelprofils gegenüber. Die Machzahl des Widerstandsanstiegs liegt beim herkömmlichen Profil in der Nähe von 0,7 Mach, während sie für das überkritische Tragflügelprofil in der Nähe von Mach 0,8 liegt. Fig. 8 vergleicht den Abfall des Normalkraftkoeffizienten eines herkömmlichen NACA 6^-212 Tragflügelprofils mit dem des überkritischen Tragflügelprofils. Die Normalkraft kann hier als Auftrieb gedacht sein, um Flatteroder Normalkraftgrenzen miteinander zu vergleichen. Die Normalkraftgrenze des herkömmlichen Tragflügelprofils tritt bei einer Machzahl wenig über 0,6 auf, ist jedoch beim überkritischen Tragflügelprofil sogar bei Hochauftriebsbedingung (Auftriebskoeffizient von ungefähr 1,3 bei einer Machzahl von o,72) auf eine Machzahl oberhalb 0,7 verzögert. Die überkritische Grundform ohne eine gewölbte Hinterkante würde eine geringere Normalkraft (Auftrieb) erzeugen, als die in Fig. 8 dargestellte^ jedoch würde die Machzahl an der Kraft-bzw. Flattergrenze ungefähr dieselbe sein.

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Die Wirkungsweise der vorliegenden Erfindung dürfte nun klar sein. Um die gewünschten Ergebnisse wie sie in den Fig. 7 und 8 für das überkritische Tragflügelprofil dargestellt sind, zu erzielen, muß die Beschleunigung der Strömung über der Oberseite des Tragflügelprofils gesteuert werden. Der Bereich der Uberschallströmung oberhalb des ersten Abschnitts 32 eines Tragflügelprofils Io in Fig. 4b stellt einen Bereich aufeinander einwirkender Expansions- und Kompressionswellen dar. Die an der Vorderkante erzeugten und nach hinten und oben gerichteten ExpansionsweIlen werden an der Linie der Schallgeschwindigkeit als Kompressionswellen reflektiert. Diese Kompressionswellen werden wiederum im ersten Abschnitt 32 zur Linie der Schallgeschwindigkeit reflektiert, wo sie wieder als Expansionswellen reflektiert werden. Ein Teil der Erfindung liegt in der Auslegung der Oberseite 12 des Tragflügelprofils lo, so daß die Kompressionswellen, welche die Strömung verzögern, durch die Expansionswellen, welche die Strömung beschleunigen, ausgeglichen werden. Dieses ergibt die Geschwindigkeitskurve mit der flachen Oberseite, welche im ersten Abschnitt 32 vorhanden ist, wie in Fig. 4a dargestellt ist.

Weil sich das Tragflügelprofil mit Unterschallgeschwindigkeiten bewegt, muß sich die Uberschallströmung oberhalb des ersten Abschnitts 32 schließlich durch eine Stoßwelle auf eine Unterschallgeschwindigkeit verzögern. Ein anderes Merkmal der Erfindung ist die Auslegung der Oberseite 12 des überkritischen Tragflügelprofils lo, so daß die Strömung unmittelbar hinter der Stoßwelle für einige Entfernung nach hinten eine ungefähr konstante, nahe der Schallgeschwindigkeit liegende Geschwindigkeit beibehält. Der obere Punkt minimaler Krümmung 22 an der Oberseite 12 (Fig. 4a) ist vor der Stoßwelle angeordnet und die Krümmung der Oberseite 12 steigt kontinuierlich sowohl nach vorne als auch nach hinten vom oberen Punkt 22 minimaler Krümmung an. Es ist die stärkere Krümmung hinter der Stoßwelle, welche

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zu dem Bereich konstanter Strömungsgeschwindigkeit oberhalb der Fläche und hinter der Stoßwelle führt, welche in der Nähe von Mach 1 liegt. Die Strömungsgeschwindigkeiten oberhalb dieses· Bereiches konstanter, in der Nähe der Schallgeschwindigkeit liegender Geschwindigkeiten sind merklich unter Mach 1. Daher können sich an der Hinterkante erzeugte verzögernde Störungen über der Oberseite des Bereiches hoher Geschwindigkeit und über die Stoßwelle nach vorn bewegen, um die Geschwindigkeiten oberhalb und vor der Stoßwelle zu verringern. Jedoch begrenzt die hohe Geschwindigkeit der Strömung hinter der Stoßwelle und in der Nähe der Oberseite 12 die Wirkung der Störungen der Hinterkante hinter der Stoßwelle und in der Nähe der Oberfläche.

Der Bereich der ungefähr konstanten, in der Nähe der Schallgeschwindigkeit liegenden Geschwindigkeit oberhalb des dritten Abschnitts j54 an der Oberseite 12 wird ebenfalls benötigt, um die Grenzschicht zu stabilisieren. Aufgrund der niedrigen Energie der Grenzschicht wird sie stärker als die Strömung verzögert, wenn sie durch die Stoßwelle hindurchgeht. Wenn der Druckgradient quer zur Stoßwelle zu groß ist, wird so die Grenzschichtströmung umkehren,was eine Grenzschichtablösung verursacht. Der Bereich ungefähr konstanter Geschwindigkeiten in der Nähe der Schallgeschwindigkeit hinter der Stoßwelle schafft einen die Energie mischenden Bereich, in welchem die Grenzschicht durch Mischung mit der freien Strömung an Energie gewinnt, so daß' die Neigung der Grenzschicht zur Ablösung vermindert wird» Dieses Merkmal der Erfindung umfaßt die Verstärkung der Grenzschicht, sowie entgegengesetzt dazu eine Schwächung der Stoßwelle. Von Geschwindigkeiten in der Nähe der Schallgeschwindigkeit gerade hinter der Stoßwelle erfolgt über dem fünften Abschnitt J>6 ein stetiger Übergang auf einen Geschwindigkeitswert an der Hinterkante, welcher in der Nähe der freien Strömungsgeschwindigkeit liegt. Die Auslegung des Hinterkantenabs chnitts 24 (welche später besprochen werden wird) muß sicherstellen, daß die Geschwindigkeit an der Hinterkante in der

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Nähe der freien Strömungsgeschwindigkeit liegt, um eine Grenzschichtablösung hinter dem Plateau der Geschwindigkeit in der Nähe der Schallgeschwindigkeit zu verhindern.

Bei Machzahlen wenig unterhalb der Auslegungsmachzahl weicht die Leistungsfähigkeit des überkritischen Tragflügelprofils, wie in den Fig. 5a und 5b gezeigt ist, von der Auslegungsmachzahl nur wenig ab. Diese Abweichung beruht auf der Erzeugung örtlicher Geschwindigkeiten über dem dritten Abschnitt 34. Bei diesen Machzahlen ist ein kleiner Anstieg der örtlichen Geschwindigkeiten über dem dritten Abschnitt 3^ vorhanden. Obwohl die örtliche Geschwindigkeit über dem dritten Abschnitt 34 von hoher Unterschallgeschwindigkeit auf niedrige Überschallgeschwindigkeit anwächst, wird hinter diesem zweiten Abschnitt mit Überschallströmung keine Stoßwelle erzeugt. Die Geschwindigkeiten über diesem dritten Abschnitt 34 liegen in der Nähe der Schallgeschwindigkeit und der kleine Bereich der überschallströmung ist bei Machzahlen der freien Strömung unterhalb und in der Nähe der Auslegungsmachzahl stoßfrei. Dieser fördernde Geschwindigkeitsgradient über dem dritten Abschnitt 34 verstärkt die Grenzschicht sogar wirksamer als bei der Auslegungsmachzahl .

Obwohl die Vorderkante 11 des überkritischen Tragflügelprofils Io weniger kritisch für die Auslegung des₍ überkritischen Tragflügelprofils ist, bildet sie doch eberialls ein wichtiges Merkmal der Erfindung. Die Vorderkante sollte stumpf sein, um die Strömung schnell auf Überschallgeschwindigkeit zu beschleunigen und eine maximale Ausdehnung der Strömung im Bereich der überschallströmung oberhalb des ersten Abschnitts 32 zu erzeugen. Jedoch darf die Vorderkante 11 keine Strömungsgeschwindigkeit erzeugen, die nicht über dem ersten Abschnitt 32 aufrechterhalten werden kann. Es besteht die Gefahr, daß zu starke Abstumpfung und zu starke Beschleunigung solch eine hohe örtliche Machzahl in der Nähe der Vorderkante verursachen, daß

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ein starker Stoß gebildet wird und eine Grenzschichtablösung in der Nähe der Vorderkante erfolgt. Diese Grenzschichtablösung in der Nähe der Vorderkante ist insbesondere eine Schwierigkeit bei großen Anstellwinkeln. Die Unterseite 13 muß so ausgelegt sein, daß sie die Bildung von Überschallströmung an _xder Unterseite bei Machzahlen unterhalb der Auslegungsmachzahl zumindest bei positiven Anstellwinkeln verhindert.

Die durch die Unterseite 26 des Hinterkantenabschnitts 24 gebildete konkave Krümmung, die in Fig. 2 dargestellt ist, ist nicht besonders wesentlich für die überkritische Auslegung. Tatsächlich verkörpert das Grundtragflügelprofil der Fig. 1 die prinzipielle Neuheit der Erfindung. Jedoch wird der Auftriebswirkungsgrad der Grundauslegung durch Hinzufügen der Wölbung des Hinterkantenabschnitts stark verbessert. Die Grundauslegung würde sich für Flugzeugleitwerke und die äußeren Abschnitte von Rotorblättern von Drehflüglern eignen, während die gewölbte Auslegung, wie siein Fig. 2 dargestellt ist, sich für die Verwendung bei Flugzeugtragflächen eignen würde. Die Neigung der Oberseite 25 und Unterseite 26 in der Nähe der Hinterkante 14 sollte ungefähr dieselbe sein, um beste Ergebnisse bei Hochauftriebsbedingungen zu erzielen. Der Geschwindigkeitsabfall im fünften Abschnitt 36 wird gesteuert, um eine Geschwindigkeit in der Nähe der freien ' Strömungsgeschwindigkeit an der Hinterkante 14 zu erzielen. Wie zuvor erwähnt wurde, ist dieses wichtig, um eine Grenzschichtablösung über dem fünften Abschnitt 36 zu vermeiden. Jedoch ist die Auslegung der Unterseite des Hinterkantenabschnitts 24 in erster Linie im Hinblick auf die Erzeugung höherer Drücke zu betrachten, um den gesamten Auftriebswirkungsgrad des überkritischen Tragflügelprofils zu verbessern. Die Heckbelastung des überkritischen Tragflügelprofils beeinflußt die Stabilitätseigenschaften nicht nachteilig. ,

Im folgenden werden die Besonderheiten der Auslegung beschrieben, und Fig. 2 betrachtet, wobei ein wichtiges Merkmal der Auslegung

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2254 m%

des überkritischen Tragflügelprofils Io die Lage des oberen Punktes 22 minimaler Krümmung in Richtung der Flügeltiefe hinter der maximalen Profildicke t_ und Vor dem 5o #-Punkt 28 ist. Der obere Punkt 22 minmaler Krümmung ist ungefähr beim 4o #-Punkt zu finden. Die Krümmung des Tragflügelprofils vor und hinter den Punkten der oberen und unteren minimalen Krümmungen wächst kontinuierlich an. Der untere Punkt 29 minimaler Krümmung an der Unterseite 13 des Tragflügelprofils Io ist ungefähr bei 1/3 der Tragflügeltiefe angeordnet.

Die Auslegung des Nasenradius ist wichtig, well der Nasenradius so sein muß, daß die optimale Ausdehnung der Strömung über der Oberseite im überkritischen Fall erzeugt wird, während er kein übermäßiges örtliches Anwachsen der Geschwindigkeit bei hohen Anstellwinkeln bei leineren Geschwindigkeiten induzieren darf. Bei ungepfeilten Flügen geht der Nasenradius in die Oberseite 12 und Unterseite 13 an Punkten auf dem Bogen des Kreises mit dem Nasenradius über, die ungefähr 45 von der Vorderkante 11 entfernt oberhalb bzw. unterhalb der Profilsehne 21 liegen (FIg* 2). Der Nasenradius 1st so bemessen, daß die Entierfiung "Z₁. (Flg. 2), die Neigung und die Krümmung bei x, und z, für die Oberseite und die Unterseite 13 gleich den Werten sind, welche den oberen und unteren 45° Punkten auf dem Vorderkantenkreis mit dem ft&dius R, entsprechen._kDer mathematische Ausdruck für die Vorderkante ist folgender:

I.e. ~ V ^νΛπΓmittel

^zm)mittel 1.606

^V"V mittel wobei

-17-

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ORIGINAL INSPECTED

< V-itt.1

und wobei χ und χ die Stellen in Richtung der Profiltiefe

^mup ^mlow
für den oberen Punkt 22 minimaler Krümmung und unteren Punkt

minimaler Krümmung und ζ und ζ die Entfernungen ober-

^mup ^mlow . halb und unterhalb der Profilsehne 21 zu den Punkten 22 bzw.

29 sind, wie in Fig. 2 gezeigt ist. Es ist zu bemerken, daß z, eine negative Zahl ist. Ein mehr verallgemeinerter Ausdruck für den Nasenradius in Prozentualwerten der Flügeltiefe ist 2c(t /c) , wobei (t _„/c) das Dickenverhältnis oder das ■

ΓίΙαΛ. ΠΙαΛ

Verhältnis der maximalen Profildicke zur Profiltiefe ist.

Der Nasenradius geht in die Oberseite 12 und die Unterseite IJ in einer Entfernung x. hinter der Vorderkante und in einer Entfernung z. ober-und unterhalb der Profilsehne 21 über. Diese Werte, welche schematisch in Fig. 2 dargestellt sind, werden mathematisch folgendermaßen ausgedrückt:

x_t = R -z_t z'_t (4)

wobei ζ'^ die Neigung der Ober- und Unterseiten an den Punkten x_t> z_t ist und z' und z'. für die Unterseite negativ sind.

^xm / \ ¹V mittel

309 8 1 9/ 0-3

wobei ζ für die Unterseite (ζ ) negativ ist. ^{m m}low

Die Krümmung der Ober- und Unterseiten nimmt von x. bis χ

Λιρ und χ mit steigender Entfernung nach hinten mit einem Betrag

}^ow -2 5

ab, welcher ungefähr χ *■* proportional ist, wobei χ von

der Vorderkante nach hinten gemessen ist. Die Punkte ζ entsprechend den Entfernungen χ zwischen x. und x_m in Richtung der Profiltiefe und die Neigung z¹ in Entfernungen χ zwischen x.

und χ in Längsrichtung der Profiltiefe sind folgendermaßen definiert:

- ^zm -

ΛβΓ~- Λ/χ. -Δχ
ζ¹= K (8)

K = , (K₁ für die Oberseite und K₂ für die Unterseite) (9)

^z'-l· - \Ι+·--ξ-τξ ^ί1ο)

2 ?
Die minimale obere Krümmung d z/dx" am Punkt 22 an der Oberseite 12 des Tragflügelprofils Io ist ungefähr gleich

wobei t die maximale Profildicke und c die Profiltiefe sind, max

Die obere Krümmung der Oberseite 12 hinter dem Punkt 22

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ttS4Bi8

minimaler Krümmung wächst mit einem Betrag an, weleher mgefähr x^ proportional ist, wobei x^ <eifts Entfernung in Richtung der Profiltiefe· ist, gemessen vom- oberen Punkt 22 mfö Die Entfernungen ζ von der Profilsehhe 21 zur Oberseite 12 in Entfernungen in Richtung der Profiltiefe von %,, bis -X₅, werden folgendermaßen besehrieben:;

m \ 2„

^xm

wobei .

"^z't.e. "\

und z'i"■"._ lot die Neigung ^}än der Hteterfcante»

Der Übergang 27 gibt den Punkt an> an welciiein die konvexe i der Unterseite 13 in die konkave Krtiramung der Unterseite 2.6 des Hinterkantenabsehnitts 24 übergeht. Die untea^e Krümmung wächst vom Punkt 29 jminitnaler Krümmung zum Übergang 27 nach -hinten

■ 2 mit einem Betrag an, welcher ungefähr Xp gleich ist, wobei x„ eine Entfernung in Richtung der Profiltiefe gemessen vom unteren Punkt 29 minimaler Krümmung ist. Der Ausdruck, welcher zur Bestimmung der Lage des Übergangs 27 verwendet wird> ist

-2o-0 961 -9 /03Λ5 «ad

- 2ο -

/X -X \

χ=χ+ -. Die Entfernungen von der Profilsehne 21

r m \ 2 /

zur Unterseite 15 werden in Abständen χ von χ bis zum Punkt χ durch folgende Gleichtung bestimmt:

_{z z} , v\ ^(x>^)g s ⁽*-v⁵' ⁵

z. = z - t. und (16)

™·' _ 2 / \ _K / ί^ι5 (Χ7)

ζ - 2^ U V K₄ u X_1n)

Die Krümmung der Unterseite 26 des Hinterkantenabschnittes nimmt hinter dem Übergang 27 zur Hinterkante hin mit einem Betrag zu,

2
welcher ungefähr x-, proportional ist, wobei x, die Entfernung in Richtung der Profiltiefe gemessen vom Übergang an ist. Die Entfernungen ζ von der Profilsehne 21 zur Unterseite 26 des Hinterkantenabs ohni tts 24 werden in Entfernungen χ in Profillängsrichtung durch folgendes Verhältnis bestimmt:

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(x-x ) (x-x

1254888

( ) ( ) K_{5 g} ^r + Kg 5E₅ (18)

(2ο) 3,5

t.e. "^xm

ζ¹ = z'_r + K₅ (x-x_r) + K₆ (χ-.χ_Γ)⁴^⁵ (23)

Die optimale Dicke der Hinterkante l^_s welche als t- _ bezeichnet wird, wurde experimentell so bestimmt, daß sie ungefähr 1 % der Profiltiefe beträgt.

Es sind natürlich im Hinblick auf die obige Lehre auch von dem beschriebenen Ausführungsbeispiel leicht abgewandelte andere Formen möglich. Es ist in erster Linie die Strömungssteuerung und Steuerung der Druckverteilung,insbesondere an der Oberseite 'des Tragflügelprofils, welche das Heue der Erfindung umfaßt« Die genaue Beschreibung eines besonderen Ausführungsbeispiels wie sie oben gegeben wurde, ist lediglich zur Veranschaulichung und nicht als Begrenzung der Erfindung zu betrachten. Die Worte "ungefähr konstant" die hier zur Beschreibung der örtlichen Strömungsgeschwindigkeiten über verschiedenen Profiloberflächenbereichen verwendet wurden, sind lediglich allgemeine Beschreibungen der Bedingungen, welche konstant sind, ein wenig abfallen,

309819/0345 ORiölfoAU lNSPEOTp -22-

_ OO _

ein wenig anwachsen oder ein wenig von einem Mittelwert abweichen.

Kurz zusammengefaßt umfaßt die Erfindung ein Tragflügelprofil mit einer Oberseite, welche so geformt 1st, daß die Beschleunigungen der Strömung und die Druckverteilung über der Oberseite gesteuert werden und die Ablösung der Grenzschicht aufgrund von Stoßwellenbildung bei hohen Unterschallgeschwindigkeiten oberhalb der kritischen Machzahl verhindert wird. Ein stark gewölbter Hinterkantenabschnitt verbessert den Gesamtauftriebswirkungsgrad des Tragflügelprofils.

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Claims

- 23 Patentansprüche

1. ) Tragflügelprofil mit einer spezifischen .Auslengsmachzahl im Bereich von o,7 bis l,o, dadurch gekennzeichnet , daß es mit einer Oberseite (12) zum Verringern der Beschleunigung von Über- und Unterschallströmung über der Oberseite auf ein Minimum versehen 1st, die Oberseite eine obere Krümmung mit einem oberen Punkt (22) minimaler Krümmung aufweist, welcher an der Oberseite in Richtung der Profiltiefe hinter einem Punkt maximaler Dicke (t -_) und vor dem 5o $-Punkt der Profiltiefe liegt und die obere Krümmung kontinuierlich nach vorn und hinten von dem oberen Punkt (22) minimaler Krümmung anwächst, wodurch bei der Auslegungsmachzahl in einem überwiegenden Abschnitt der Oberseite Überschallströmung mit einer ungefähr konstanten Machzahl aufrechterhaltbar ist, die Überschallströmung danach auf eine Geschwindigkeit in der Nähe der Schallgeschwindigkeit verzögerbar ist und dann über einen kleineren Bereich der Oberseite ungefähr auf konstanter, in der Nähe der Sohallge-. schwindigkeit liegender Geschwindigkeit bleibt.

2. Tragflügelpßofil nach Anspruch I₉ dadurch gekennzeichnet, daß die obere Krümmung am oberen

.minimaler Krümmung , ρ

Punkt (22)/ungefähr gleich S t_TrlQV/c ist, wobei. t_me_ die maximale ' iiictji max

Profildicke und c die Profiltiefe ist.

5. Tragflügel nach Anspruch 2, dadurch g e k e η η -

zeichnet, daß der obere Punkt (22) minimaler Krümmung in der Nähe von 4o % der Profiltiefe liegt.

4. . Tragflügelprofil nach Anspruch 1, dadurch· gekennzeichnet , daß es einen Vorderkantenabschnitt zum Erzeugen maximaler Ausdehnung von Überschallströmung nach hinten in einem Bereich von Überschallströmung oberhalb des Tragflügelprofils bei der Auslegungsmachzahl und zum Vermeiden von

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Strömungsablösung angrenzend an den Vorderkantenabschnitt im gesamten normalen Unterschall-Auftriebsbereich des Tragflügelprofils unterhalb der Auslegungsmachzahl aufweist.

5· Tragflügelprofil nach A 4, dadurch gekennzeichnet, daß der Vorderkantenabschnitt einen Nasen- radius von ungefähr gleich 2c (t _„/c) der Profiltiefe auf-

max

weist, wobei t „ die maximale Profildicke und e die Profiltiefe

max

6. Tragflügelprofil nach Anspruch 5* dadurch gekennzeichnet, daß der obere Punkt (22) minimaler Krümmung lh der Nähe von 4o % der Profiltiefe liegt.

7. Tragflügelprofil nach Anspruch 1, dadurch ge-" kennzeichnet, daß es einen Hinterkantenabschnitt (24) aufweist, der sich zum Verbessern des Auftriebswirkungsgrades des Tragflügelprofils nach unten und nach hinten zu einer Hinterkante (14) erstreckt und der Hinterkantenabschnitt (24) eine Oberseite (25) und eine Unterseite (26) mit ungefähr gleicher Neigung in der Nähe der Hinterkante (14) aufweist.

8. Tragflügelprofil nach Anspruch 7* dadurch ge- · kennzeichnet, daß der Hinterkantenabschnitt (24) eine Hinterkante (14) af/uweist, deren Dicke ungefähr 1 % der Profil· tiefe beträgt.

9. TragflUgelprofil nach Anspruch 7# dadurch gekennzeichnet, daß es eine Unterseite (IJ) zum Aufrechterhalten von Unterschallströmung über diese Unterseite bei und unterhalb einer Auslegungsmachzahl aufweist, daß die Unterseite (13) eine untere Krümmung aufweist, der untere Punkt (29) minimaler Krümmung ungefähr bei einem Drittel der Profiltiefe liegt und ein Übergang (27) vorgesehen ist, welcher der Punkt ist

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an welchem die Unterseite (13) mit der Unterseite (26) des Hinterkantenabschnitts (24) verbunden ist.

10. ' Tragflügelprofil nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, daß es einen Vorderkantenabschnitt zum Erzeugen einer maximalen Ausdehnung von-Übersehallströmung nach hinten in einem Bereich von Überschal!strömung oberhalb des Tragflügelprofils bei der Auslegungsmachzahl und zum Vermeiden von Strömungsablösung angrenzend an den Vorderkantenabschnitt im gesamten normalen Unterschall-Auftriebsbereich des Tragflügelprofils aufweist.

11. Tragflügelprofil nach Anspruch lo, dadurch gekennzeichnet, daß der Vorderkantenabschnitt einen

Nasenradius von ungefähr gleich 2c(t _av/o) der Profiltiefe aufweist, wobei t die maximale Profildicke und c die Profiltiefe ist.

12. Tragflügelprofil nach Anspruch lo, dadurch gekennzeichnet, daß die obere Krümmung am oberen Punkt (22) minimaler Krümmung ungefähr gleich 2t_mo /c ist, wobei t die maximale Profildicke und c die Profiltiefe ist.

13· Tragflügel nach Anspruch 11, dadurch gekenn zeichnet, daß die obere Krümmung am oberen Punkt (22)

minimaler Krümmung ungefähr gleich 2t_mQ /c ist, wobei t _Q„

max max

die maximale Profildicke und c die Profiltiefe ist."

14. . Tragflügelprofil nach Anspruch 13* dadurch' g e kennzeichnet, daß die untere Krümmung und die obere Krümmung in ihrer Größe von der Vorderkante (11) zum unteren Punkt (29) minimaler Krümmung bzw. oberen Punkt (22) minimaler Krümmung ungefähr mit einem Betrag abnehmen, welcher

-2 S
χ '^ proportional ist, wobei χ ein in Richtung der Profiltiefe

ORIÖINAL INSPEGTED · -26-

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gemessener Abstand von der Vorderkante (H) ist, daß die obere Krü-mmung die Oberseite (25) des Hinterkantenabschnitts umfaßt und hinter dem oberen Punkt (22) minimaler Krümmung zur Hinterkante (14) hin mit einem Betrag anwächst, der ungefähr x^ ist, wobei χ, ein in Richtung der Profiltiefe nach hinten gemessener Abstand vom oberen Punkt (22) minimaler Krümmung ist, daß die untere Krümmung hinter dem unteren Punkt (29) minimaler Krüm mung zum übergang (27) mit einem Betrag anwächst, welcher unge-

fähr Xp proportional ist, wobei X₂ ein in Richtung der Profiltiefe nach hinten gemessener Abstand vom unteren Punkt (29) minimaler Krümmung ist, wobei die Unterseite (26) des Hinterkantenabschnitts (24) eine konkave Krümmung umfaßt, die hinter dem übergang (27) zur Hinterkante (14) hin mit einem Betrag anwächst,

2
welcher ungefährx, proportional ist, wobei x, der in Richtung der Profiltiefe nach hinten gemessene Abstand vom übergang ist.

15· TragflUgelprofil nach Anspruch 14, dadurch g e k e η η ζ e i ch η e t, daß der obere Punkt (22) minimaler Krümmung bei ungefähr 40 % der Profiltiefe liegt, der untere Punkt (29) minimaler Krümmung bei ungefähr einem Drittel der Profiltiefe liegt, und daß die Hinterkante (14) des Tragflügelprofils eine Dicke aufweist, welche ungefähr 1 % der Profiltiefe beträgt.

l6. Tragflügelprofil mit einem Auslegungsbereich bei einer Machzahl oberhalb der kritischen Machzahl ohne Grenzschichtablösung aufgrund von Stoßwellenbildung, dadurch gekennzeichnet, daß es eine Oberseite (12) mit einem ersten Abschnitt (32) aufweist, der sich von einer Stelle nahe der Vorderkante (11) an einer Stelle bei 50 % der Profiltiefe vorbeierstreckt, der erste Abschnitt (32) zum Aufrechterhalten einer überschallströmung und einer ungefähr konstanten Überschallgeschwindigkeit über dem ersten Abschnitt vorgesehen ist, sich ein zweiter Abschnitt (33)

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ORIQINAL INSPECTED 309819/0345

■ ²¹ 2254880

hinter dem ersten Abschnitt (32) erstreckt, der zweite Abschnitt (33) zum Erzeugen eines Geschwindigkeitsabfalls von der Überschallgeschwindigkeit über dem ersten Abschnitt auf eine in der Nähe der Schallgeschwindigkeit liegende Geschwindigkeit vorgesehen ist, wodurch eine schwache Stoßwelle über dem zweiten Abschnitt (33) gebildet wird, sieh ein dritter Abschnitt (34) hin- ' ter dem zweiten Abschnitt (33) erstreckt, der dritte Abschnitt (3¹O Einrichtungen zum Halten der durch den zweiten .Abschnitt (33) erzeugten Geschwindigkeit in der Nähe der Schallgeschwindigkeit auf ungefähr einem konstanten Wert aufweist, wodurch die Stoßwellenenergie nicht genügend stark ist, um eine Grenzschichtablösung zu erzeugen.

17. Tragflügelprofil nach Anspruch 16, dadurch g e k e η η zeichnet, daß es eine Unterseite (13) mit einem Mnteren Abschnitt und einem Hinterkantenabschnitt (24) mit einer Unterseite (2.6) aufweist, daß der hintere Abschnitt und die Unterseite einen vierten Abschnitt (35) zum Erzeugen von Geschwindigkeiten aufweisen, welche geringer als die freie Strömungen geschwindigkeit unterhalb des vierten Abschnitts sind.

18. Tragflügelprofil nach Anspruch 16, dadurch g e k e η η zeichnet, daß es einen Vorderkantenabschnitt (31) aufweist, welcher vor dem ersten Abschnitt (32) angeordnet und zum Beschleunigen der Strömung auf eine Überschallgeschwindigkeit hinter dem und oberhalb des Vorderkantenabschnitts (31) vorgesehen ist, und daß der Vorderkantenabschnitt zum Beschleunigen der Strömung auf eine Unterschallgeschwindigkeit hinter dem und unterhalb des Vorderkantenabschnitts vorgesehen ist*

19. Tragflügelprofil nach Anspruch 18, dadurch g e k e η η ζ e i c h η e t, daß es eine Unterseite (I3) mit einem hinteren Abschnitt und einem Hinterkantenabschnitt (24) mit einer Unter-

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seite (26) aufweist, daß der hintere Abschnitt und die Unterseite (26) einen vierten Abschnitt (35) zum Erzeugen eines Bereichs örtlicher Geschwindigkeiten bilden, welche kleiner als die freie Strömungsgeschwindigkeit unterhalb des vierten Abschnitts (35) sind.

20. Tragflügelprofil nach Anspruch 19# dadurch g e k e η η zeichnet, daß der Hinterkantenabschnitt (24) eine Oberseite (25) aufweist, daß die Oberseite (25) und ein hinterer Abschnitt der Oberseite einen fünften Abschnitt (36) hinter dem dritten Abschnitt (3¹O bilden, der fünfte Abschnitt (36) zum Erzeugen eines Oeschwindigkeitsabfalls von der Geschwindigkeit über dem dritten Abschnitt (3^) auf eine Geschwindigkeit nahe der freien Strömungsgeschwindigkeit an der Hinterkante (14) vorgesehen ist, und daß die Unterseite (13) einen sechsten Abschnitt (37) aufweist, der sich von einer Stelle in der Nähe der Vorderkante (11) bis in die Nähe des 50 ^-Punktes des Profils erstreckt, daß der sechste Abschnitt" (37) zum Halten der durch den Vorderkantenabschnitt (31) erzeugten Unterschallgeschwindigkeit auf einem ungefähr konstanten Wert über den sechsten Abschnitt (37) vorgesehen ist, und daß die Unterseite auch einen siebten Abschnitt (38) aufweist, der sich vom sechsten Abschnitt (37) nach hinten zum vierten Abschnitt (35) erstreckt, und daß der siebte Abschnitt (38) zum Verzögern der Geschwindigkeit im siebten Abschnitt (38) auf die Geschwindigkeit der freien Strömung vorgesehen ist.

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